JPH0526718B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0526718B2 JPH0526718B2 JP61080948A JP8094886A JPH0526718B2 JP H0526718 B2 JPH0526718 B2 JP H0526718B2 JP 61080948 A JP61080948 A JP 61080948A JP 8094886 A JP8094886 A JP 8094886A JP H0526718 B2 JPH0526718 B2 JP H0526718B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ring
- launch
- spacecraft
- attached
- mmc
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 14
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 14
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 5
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 claims description 4
- 239000011156 metal matrix composite Substances 0.000 description 21
- 239000000463 material Substances 0.000 description 20
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 13
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 9
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 9
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 8
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 7
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 5
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 5
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 5
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 4
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000012779 reinforcing material Substances 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000001513 hot isostatic pressing Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052580 B4C Inorganic materials 0.000 description 1
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- INAHAJYZKVIDIZ-UHFFFAOYSA-N boron carbide Chemical compound B12B3B4C32B41 INAHAJYZKVIDIZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 239000011133 lead Substances 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002905 metal composite material Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- -1 needles Substances 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/223—Modular spacecraft systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Revetment (AREA)
- Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は地球周回宇宙船の様な宇宙船に適す
る構体に関する。
る構体に関する。
宇宙船構体は宇宙船を軌道上で動作させるため
のエンジンやロケツト(スラスタ)を支持すると
共に宇宙船のペイロード機器を支持する。地球周
回宇宙船のペイロード機器は一般に通信衛星用の
形式の比較的大型のアンテナ反射器、地球セン
サ、航行センサおよびその他の宇宙船の精密方向
制御用装置を含むが、この様な機器は外界に起因
する数多の応力に耐える極めて安定した特性の強
固な支持構体を必要とする。
のエンジンやロケツト(スラスタ)を支持すると
共に宇宙船のペイロード機器を支持する。地球周
回宇宙船のペイロード機器は一般に通信衛星用の
形式の比較的大型のアンテナ反射器、地球セン
サ、航行センサおよびその他の宇宙船の精密方向
制御用装置を含むが、この様な機器は外界に起因
する数多の応力に耐える極めて安定した特性の強
固な支持構体を必要とする。
例えば、最初の打上げ中宇宙船は打上げ加速度
により誘発される比較的高い応力に耐えねばなら
ないが、この応力は比較的重いエンジンやペイロ
ード機器の取付けによりその支持構体に複合され
る。宇宙船構体は一旦軌道に乗ると通常少くとも
±100℃の範囲で変化する熱サイクルにさらされ
る。
により誘発される比較的高い応力に耐えねばなら
ないが、この応力は比較的重いエンジンやペイロ
ード機器の取付けによりその支持構体に複合され
る。宇宙船構体は一旦軌道に乗ると通常少くとも
±100℃の範囲で変化する熱サイクルにさらされ
る。
米国特許第4009851号には、アルミニウム合金
板の端を鋲止め、熔接等で固定して細長い円筒状
部材を形成し、この円筒状部材を外周に軸方向に
平行な複数本のリブを設けて補強すると共に、複
数本の環状補強リブも設けたものが開示されてい
る。
板の端を鋲止め、熔接等で固定して細長い円筒状
部材を形成し、この円筒状部材を外周に軸方向に
平行な複数本のリブを設けて補強すると共に、複
数本の環状補強リブも設けたものが開示されてい
る。
この円筒部材の下端にはその円筒部材と同様に
構成された円錐台状部材が取付けられ、上記特許
に開示されている様に、その円錐台状部材もまた
その外周に軸方向に延びる複数のリブを有する。
構成された円錐台状部材が取付けられ、上記特許
に開示されている様に、その円錐台状部材もまた
その外周に軸方向に延びる複数のリブを有する。
このリブは円筒状部材と円錐台状部材に鋲止め
されているが、この鋲止めのためにフランジを必
要とし、このフランジが構体の重量を増す。
されているが、この鋲止めのためにフランジを必
要とし、このフランジが構体の重量を増す。
上記米国特許開示の支持構体はそれまで知られ
ている支持構体より軽いが、ペイロードが追加し
得る様に支持構体の重量は更に軽い方が望まし
い。支持構体の重量が低下するほど、所定寸法の
宇宙船のペイロード重量は大きくなる。
ている支持構体より軽いが、ペイロードが追加し
得る様に支持構体の重量は更に軽い方が望まし
い。支持構体の重量が低下するほど、所定寸法の
宇宙船のペイロード重量は大きくなる。
この発明を実施した宇宙船構体は打上げ用ロケ
ツトに取付けるようになつており、中空円筒状構
体とこれに接合されてそれから延伸する中空円錐
台状構体とを含んでいる。これらの構体は中心軸
が一致し、宇宙船のペイロードとエンジンを受け
る様になつている。
ツトに取付けるようになつており、中空円筒状構
体とこれに接合されてそれから延伸する中空円錐
台状構体とを含んでいる。これらの構体は中心軸
が一致し、宇宙船のペイロードとエンジンを受け
る様になつている。
この発明による円筒状構体と円錐台状構体とを
含む構造は連続的で、補強繊維入り金属母材で形
成された連続均質微細構造を含んでいる。この微
細構造は細長い円筒状構体の円錐台状構体と反対
の端部の最小値から円錐台状構体の円筒状構体と
反対の端縁の最大値まで厚さが増大する壁面を有
し、その厚さ最大の端縁部が打上げ用ピークルに
取付けられるようになつている。
含む構造は連続的で、補強繊維入り金属母材で形
成された連続均質微細構造を含んでいる。この微
細構造は細長い円筒状構体の円錐台状構体と反対
の端部の最小値から円錐台状構体の円筒状構体と
反対の端縁の最大値まで厚さが増大する壁面を有
し、その厚さ最大の端縁部が打上げ用ピークルに
取付けられるようになつている。
第1図は直円筒状部材12を含む支持構体10
を有する宇宙船を示す。部材12は外方に拡がる
円錐台状部材14に一体に接合されてその構体を
形成している。この一体の支持構体を第2図にさ
らに詳示する。この支持構体は上記米国特許開示
の構体と類似で、両部材12,14に共通の長手
軸50を有する。
を有する宇宙船を示す。部材12は外方に拡がる
円錐台状部材14に一体に接合されてその構体を
形成している。この一体の支持構体を第2図にさ
らに詳示する。この支持構体は上記米国特許開示
の構体と類似で、両部材12,14に共通の長手
軸50を有する。
第2図は上記米国特許開示のものと似た支持構
体10が環状内側リブ即ち補強用フランジ状リブ
16,24を有することを示している。リブ16
は円筒状部材12の端縁20と一致する平面状の
外面18を有し、部材12の内面22には環状内
側リブ即ちフランジ状リング24が固定されてい
る。
体10が環状内側リブ即ち補強用フランジ状リブ
16,24を有することを示している。リブ16
は円筒状部材12の端縁20と一致する平面状の
外面18を有し、部材12の内面22には環状内
側リブ即ちフランジ状リング24が固定されてい
る。
部材2,14の界面には環状外側リブ即ちフラ
ンジ状リング26があり、部材14の下端縁には
平面状外面28を有する環状補強リブ即ちフラン
ジ状リング30が固定されている。
ンジ状リング26があり、部材14の下端縁には
平面状外面28を有する環状補強リブ即ちフラン
ジ状リング30が固定されている。
部材12,14とリング16,24,26,3
0は補強繊維入り金属母材から成る一体の均質微
細構造より成り、各素子間に鋲接手や熔接接手を
全く含まない金属母材複合物(以下MMCと称す
る)構体を形成する。
0は補強繊維入り金属母材から成る一体の均質微
細構造より成り、各素子間に鋲接手や熔接接手を
全く含まない金属母材複合物(以下MMCと称す
る)構体を形成する。
MMCは繊維、針状体、粒子等の補強材料を任
意に組合せて金属で接合した材料である。特許請
求の範囲に使用した「繊維」という用語は繊維、
針状体、粒子を含むものとする。
意に組合せて金属で接合した材料である。特許請
求の範囲に使用した「繊維」という用語は繊維、
針状体、粒子を含むものとする。
繊維は連続でも不連続でもよいが、連続繊維
MMCは連続繊維を用いて金属を補強したもの
で、その性質は方向性があり、混合物(母材と補
強材)計算の既知の法則により充分予測すること
ができる。これに対し不連続繊維MMCは切断さ
れた短繊維を金属で固めたもので、その性質はか
なり等方性であるが、母材の性質の強調度は連続
繊維MMCに比して少い。
MMCは連続繊維を用いて金属を補強したもの
で、その性質は方向性があり、混合物(母材と補
強材)計算の既知の法則により充分予測すること
ができる。これに対し不連続繊維MMCは切断さ
れた短繊維を金属で固めたもので、その性質はか
なり等方性であるが、母材の性質の強調度は連続
繊維MMCに比して少い。
MMCで結合材料として用いられる代表的金属
はアルミニウム、マグネシウム、チタン、銅、鉛
および鋼であり、代表的な補強用連続繊維は黒
鉛、炭化シリコン、硼素、炭化硼素、酸化アルミ
ニウム、鋼およびタングステンである。代表的補
強用連続繊維には上記繊維を短く切断したものの
他に釘状炭化シリコンや粒状アルミナがある。こ
れらの材料は例えばアブコ社(Avco Corp.)の
型録第0481−2M(頁)号に詳述されている。
はアルミニウム、マグネシウム、チタン、銅、鉛
および鋼であり、代表的な補強用連続繊維は黒
鉛、炭化シリコン、硼素、炭化硼素、酸化アルミ
ニウム、鋼およびタングステンである。代表的補
強用連続繊維には上記繊維を短く切断したものの
他に釘状炭化シリコンや粒状アルミナがある。こ
れらの材料は例えばアブコ社(Avco Corp.)の
型録第0481−2M(頁)号に詳述されている。
この実施例のMMC材料はアルミニウム母材に
炭化シリコンを混合したもので、炭化シリコン材
料はアブコ型録第0481−16−2M号および第0481
−20−2M号に記載されている。その記載のよう
に、炭化シリコンは安価、高強度、1200℃以上に
おける高熱抵抗、低電気伝導度、耐食性、化学安
定性および対金属可濡性等の利点がある。
炭化シリコンを混合したもので、炭化シリコン材
料はアブコ型録第0481−16−2M号および第0481
−20−2M号に記載されている。その記載のよう
に、炭化シリコンは安価、高強度、1200℃以上に
おける高熱抵抗、低電気伝導度、耐食性、化学安
定性および対金属可濡性等の利点がある。
アルミニウム母材のMMCは下述の熱間均衡プ
レスとして知られる方法で鋳造または熱間成形し
て作られる。DWA社製の粒状炭化シリコンとア
ルミニウムから成るMMCの機械的性質は1983年
9月発行のDOD金属母材複合体情報解析センタ
ー最新ハイライト(DOD Metal Matrix
Composites Information Analysis Center−
Current Highlights)第3巻第3号掲載の論文
「最近のMMC接合研究の結果(Results of
Recent MMC Joining Investigations)」の表1
および1980年11月発行のロツクウエル・インター
ナシヨナル(Rockwell International)報告第
AFWAL−TR−81−3018号「高性能航空機機体
用金属母材複合物構体(Metal−Matrix
Composites Application/Payoff for High−
Performance Aircraft Airframes)」に記載さ
れている。上記報告はMMC材料供給者の刊行物
の探査を含むもので、MMC材料を用いる設計概
念を作る時の物理的性質、データおよび費用も示
している。
レスとして知られる方法で鋳造または熱間成形し
て作られる。DWA社製の粒状炭化シリコンとア
ルミニウムから成るMMCの機械的性質は1983年
9月発行のDOD金属母材複合体情報解析センタ
ー最新ハイライト(DOD Metal Matrix
Composites Information Analysis Center−
Current Highlights)第3巻第3号掲載の論文
「最近のMMC接合研究の結果(Results of
Recent MMC Joining Investigations)」の表1
および1980年11月発行のロツクウエル・インター
ナシヨナル(Rockwell International)報告第
AFWAL−TR−81−3018号「高性能航空機機体
用金属母材複合物構体(Metal−Matrix
Composites Application/Payoff for High−
Performance Aircraft Airframes)」に記載さ
れている。上記報告はMMC材料供給者の刊行物
の探査を含むもので、MMC材料を用いる設計概
念を作る時の物理的性質、データおよび費用も示
している。
第2図の構体は繊維容積含有率約25%、多孔度
1%未満の炭化シリコン/Al(T6061)で構成し、
その製造には多数の公知方法を用いることができ
る。部材12,14は一体に形成してもよいが、
下述のように各別に形成した後接合してもよい。
1%未満の炭化シリコン/Al(T6061)で構成し、
その製造には多数の公知方法を用いることができ
る。部材12,14は一体に形成してもよいが、
下述のように各別に形成した後接合してもよい。
上記熱間均衡プレスではまず金属粉末と補強材
粒子を完全に(金属粉末に粒子が均一に分散する
ように)混合した後、鋳型に入れて高温高圧下で
加圧成形し、概略寸法の鋳塊を形成する。その鋳
型は例えば中型と可動の外型から成り、その間の
空隙が鋳塊の形状を画定する様になつている。こ
の2つの型の間に補強材と金属粉末の混合物を入
れて温度を上げ、外型を半径方向内方に移動させ
てその混合物を圧縮すると、熱と圧力によつて金
属粉末が熔融する。冷却後型を分離してMMCの
鋳塊を取出し、これにMMC製の各素子を公知の
拡散法で取付けるが、それと共に成形すればよ
い。
粒子を完全に(金属粉末に粒子が均一に分散する
ように)混合した後、鋳型に入れて高温高圧下で
加圧成形し、概略寸法の鋳塊を形成する。その鋳
型は例えば中型と可動の外型から成り、その間の
空隙が鋳塊の形状を画定する様になつている。こ
の2つの型の間に補強材と金属粉末の混合物を入
れて温度を上げ、外型を半径方向内方に移動させ
てその混合物を圧縮すると、熱と圧力によつて金
属粉末が熔融する。冷却後型を分離してMMCの
鋳塊を取出し、これにMMC製の各素子を公知の
拡散法で取付けるが、それと共に成形すればよ
い。
熱間均衡プレスによると粉末補強材金属複合材
料が極高圧下で高密度化され、各成分が鋳塊の形
と組成を形成する。これは例えばEMI社の刊行
物に炭化シリコン補強材とアルミニウム粉末の複
合体について示されている。
料が極高圧下で高密度化され、各成分が鋳塊の形
と組成を形成する。これは例えばEMI社の刊行
物に炭化シリコン補強材とアルミニウム粉末の複
合体について示されている。
第2図の構体を製造するとき、上側の円筒状部
と下側の円錐台状部とを各別に成形した後慣性熔
接で接合することもできる。慣性熔接は開いた円
錐台状部分と円筒状部分との接合部の微細構造を
残りの材料と一様にする技法で、熔接接手は実質
的に均質で微細構造的に見分けがつかない。この
慣性熔接はDWA社の特許である。
と下側の円錐台状部とを各別に成形した後慣性熔
接で接合することもできる。慣性熔接は開いた円
錐台状部分と円筒状部分との接合部の微細構造を
残りの材料と一様にする技法で、熔接接手は実質
的に均質で微細構造的に見分けがつかない。この
慣性熔接はDWA社の特許である。
上記のMMC構体は寸法が大き目にできている
から、これをリングを含めて切削加工して仕上り
品の仕上り寸法にする。
から、これをリングを含めて切削加工して仕上り
品の仕上り寸法にする。
でき上つたMMC構体は金属母材に補強材の繊
維または粒子が均一に分散しているため準等方性
である。この「準等方性」という用語はある領域
内全構成素子から説明される。その領域内では1
つを除く全素子がその1つの素子の周りに放射状
に分散していて、「準等分性」とはその領域の全
素子がすべての機械的または熱的負荷に対して一
様に応答することを意味する。従つて、例えば熱
膨張収縮が材料に印加されたある熱勾配に応じて
全構体中均一である。この準等方性は温度変動の
大きいときでも熱的応力の誘起を減じて構体の変
形を防ぐ。
維または粒子が均一に分散しているため準等方性
である。この「準等方性」という用語はある領域
内全構成素子から説明される。その領域内では1
つを除く全素子がその1つの素子の周りに放射状
に分散していて、「準等分性」とはその領域の全
素子がすべての機械的または熱的負荷に対して一
様に応答することを意味する。従つて、例えば熱
膨張収縮が材料に印加されたある熱勾配に応じて
全構体中均一である。この準等方性は温度変動の
大きいときでも熱的応力の誘起を減じて構体の変
形を防ぐ。
構体10に取付けられたペイロード、エンジン
等を第1図に示す。構体14にはその中心軸50
に平行に複数の板状隔壁部材42,44,46,
48が取付けられている。隔壁部材42,46の
面は部材44,48の面と直角を成し、部材4
4,48は同一平面上にあるが、部材42,46
は軸50を外れた2つの平面上にある。各隔壁に
は支柱構造52が取付けられ、燃料タンク54を
支持構体10に固定している。
等を第1図に示す。構体14にはその中心軸50
に平行に複数の板状隔壁部材42,44,46,
48が取付けられている。隔壁部材42,46の
面は部材44,48の面と直角を成し、部材4
4,48は同一平面上にあるが、部材42,46
は軸50を外れた2つの平面上にある。各隔壁に
は支柱構造52が取付けられ、燃料タンク54を
支持構体10に固定している。
第1図ではアンテナ1が平板40に取付けら
れ、その平板40がリング16の面18に取付け
られている。この平板40に平行に第2の平板6
0がリング26に取付けられている。また各隔壁
44,42,48,46にはそれぞれ平板62,
64,66,68が取付けられ、隣接する平板の
端縁は衝合している。例えば平板64は隔壁42
の軸50と反対側の端縁並びに平板40,60,
62,66の互いに衝合する平行端縁に取付けら
れている。平板66は平板62に平行で、隔壁4
8と平板40,60,64,68に固定され、平
板68は隔壁46と平板40,60,62,66
に固定されている。でき上つた構体は直方体で、
この構体は前記米国特許第4009851号明細書に詳
述されている。
れ、その平板40がリング16の面18に取付け
られている。この平板40に平行に第2の平板6
0がリング26に取付けられている。また各隔壁
44,42,48,46にはそれぞれ平板62,
64,66,68が取付けられ、隣接する平板の
端縁は衝合している。例えば平板64は隔壁42
の軸50と反対側の端縁並びに平板40,60,
62,66の互いに衝合する平行端縁に取付けら
れている。平板66は平板62に平行で、隔壁4
8と平板40,60,64,68に固定され、平
板68は隔壁46と平板40,60,62,66
に固定されている。でき上つた構体は直方体で、
この構体は前記米国特許第4009851号明細書に詳
述されている。
各平板にはペイロード素子が取付けられてい
る。例えば平板62には素子70が取付けられて
いる。さらに上記特許に詳述されるように、構体
10には連桿を介して折畳み式太陽電池パネル7
2が取付けられ、また第2図の内側リング24に
はアポジエンジン76が取付けられている。アポ
ジエンジン76は全部構体10の内部に収納され
ている。
る。例えば平板62には素子70が取付けられて
いる。さらに上記特許に詳述されるように、構体
10には連桿を介して折畳み式太陽電池パネル7
2が取付けられ、また第2図の内側リング24に
はアポジエンジン76が取付けられている。アポ
ジエンジン76は全部構体10の内部に収納され
ている。
第2図の支持構体10は打上げ中、破線で図示
されたラウンチ・ビークル(以下打上げ用ロケツ
トと総称する)32に取付けられている。打上げ
用ロケツト32は重力方向34′と反対方向34
に推進されるものとする。構体10は打上げ用ロ
ケツト32に部材14の面36で取付けられる
が、円錐台状部材14にはその面36に打上げ用
ロケツト32による加速度発生力Fが34の方向
に働らく。この力Fは部材14の周りに図示のよ
うに均一に作用してリング30に印加され、方向
34と反対方向34′に構体10、それに取付け
られたペイロード、アポジモータまたはエンジン
等の付属物の質量に比例する反力F′を生成する。
されたラウンチ・ビークル(以下打上げ用ロケツ
トと総称する)32に取付けられている。打上げ
用ロケツト32は重力方向34′と反対方向34
に推進されるものとする。構体10は打上げ用ロ
ケツト32に部材14の面36で取付けられる
が、円錐台状部材14にはその面36に打上げ用
ロケツト32による加速度発生力Fが34の方向
に働らく。この力Fは部材14の周りに図示のよ
うに均一に作用してリング30に印加され、方向
34と反対方向34′に構体10、それに取付け
られたペイロード、アポジモータまたはエンジン
等の付属物の質量に比例する反力F′を生成する。
第1図について上記した構体10に取付けられ
た全素子は打上げ用ロケツトが34の方向に加速
されるとき構体10に種々の反力を生成する。例
えば、構体10のリング30には最大値の反力
F′が生ずる。構体10の長さに沿う各点には異る
反力が発生し、その大きさは必然的に構体10と
打上げ用ロケツト32上にある点からの距離が短
いほど大きくなる。即ちリング30とそれに隣接
する部材14の部分は構体10に取付けられた全
素子の打上げ加速度誘起力F′により生ずる荷重の
すべてを吸収伝達するが、リング16は比較的値
の小さい反力F″を受ける。これはリング16に
対する反力を生ずるその付属物の数が構体10の
残部に比較すると最も少いためである。従つて構
体10に誘起される打上げ応力は34′の方向に
増大してリング30で最大になる。
た全素子は打上げ用ロケツトが34の方向に加速
されるとき構体10に種々の反力を生成する。例
えば、構体10のリング30には最大値の反力
F′が生ずる。構体10の長さに沿う各点には異る
反力が発生し、その大きさは必然的に構体10と
打上げ用ロケツト32上にある点からの距離が短
いほど大きくなる。即ちリング30とそれに隣接
する部材14の部分は構体10に取付けられた全
素子の打上げ加速度誘起力F′により生ずる荷重の
すべてを吸収伝達するが、リング16は比較的値
の小さい反力F″を受ける。これはリング16に
対する反力を生ずるその付属物の数が構体10の
残部に比較すると最も少いためである。従つて構
体10に誘起される打上げ応力は34′の方向に
増大してリング30で最大になる。
この発明の特異な性質は上記米国特許第
4009851号開示の様な垂直の補強リブを用いない
ことである。第2図の構体10のスチフネスを上
げ、打上げによつて誘起された力によるリング1
6への最小荷重とリング30における構体10へ
の最大荷重を補償するため、部材12,14の壁
面にテーパが付してある。即ち、壁面は部材12
のリング16に接する部分で最も薄く、部材14
のリング30に接する部分で最も厚い。この壁面
の厚さの勾配によつて構体10に充分なスチフネ
スが与えられ、構体10の長手方向34′に沿う
荷重の増加が可能になる。換言すれば、反力によ
る構体10への荷重が増すほど壁面が構体を取付
ける打上げ用ロケツトに近付いて厚さを増し、荷
重の増大に適応するようになつている。
4009851号開示の様な垂直の補強リブを用いない
ことである。第2図の構体10のスチフネスを上
げ、打上げによつて誘起された力によるリング1
6への最小荷重とリング30における構体10へ
の最大荷重を補償するため、部材12,14の壁
面にテーパが付してある。即ち、壁面は部材12
のリング16に接する部分で最も薄く、部材14
のリング30に接する部分で最も厚い。この壁面
の厚さの勾配によつて構体10に充分なスチフネ
スが与えられ、構体10の長手方向34′に沿う
荷重の増加が可能になる。換言すれば、反力によ
る構体10への荷重が増すほど壁面が構体を取付
ける打上げ用ロケツトに近付いて厚さを増し、荷
重の増大に適応するようになつている。
例えば第3図において、部材12のリング16
に接する位置の壁面厚さt1は最も薄く、与えられ
た荷重と勿論そのリング16に隣接して構体10
に取付けられる素子の数に依存する与えられた宇
宙船構体の構造設計特性とに従つて任意の値とす
ることができる。円筒状部材12の厚さは次第に
厚くなり、次のリング26の近傍のt1より大きい
厚さt2に達する。この厚さt2は第4図に示すよう
に部材14のリング30近傍の最大厚さt3まで更
に増大する。壁面の厚さt1,t2,t3の実際の値は
与えられた設備に従えばよい。
に接する位置の壁面厚さt1は最も薄く、与えられ
た荷重と勿論そのリング16に隣接して構体10
に取付けられる素子の数に依存する与えられた宇
宙船構体の構造設計特性とに従つて任意の値とす
ることができる。円筒状部材12の厚さは次第に
厚くなり、次のリング26の近傍のt1より大きい
厚さt2に達する。この厚さt2は第4図に示すよう
に部材14のリング30近傍の最大厚さt3まで更
に増大する。壁面の厚さt1,t2,t3の実際の値は
与えられた設備に従えばよい。
重要なことは全壁面およびリングを通じて微細
構造が均一かつ均質で、その間の継ぎ目に不連続
がないことである。構体10の筒状部にリング1
6,24,26,30を取付けるのに鋲のような
異質の締結装置を用いない。壁面のテーパのため
構体10の材料は最少量でよく、その重量が最小
になる上、強度を最高にすることができる。上記
米国特許記載のアルミニウム材料から成るものと
同様の構体が重さ約25.9Kgであるのに比較して、
同じ寸法でこの発明により構成された炭化シリコ
ン強化アルミニウム金属コア構体の総重量は、ア
ルミニウムT6061を用いたとき約27.7Kg、アルミ
ニウムT2024を用いたとき約25.9Kgである。
構造が均一かつ均質で、その間の継ぎ目に不連続
がないことである。構体10の筒状部にリング1
6,24,26,30を取付けるのに鋲のような
異質の締結装置を用いない。壁面のテーパのため
構体10の材料は最少量でよく、その重量が最小
になる上、強度を最高にすることができる。上記
米国特許記載のアルミニウム材料から成るものと
同様の構体が重さ約25.9Kgであるのに比較して、
同じ寸法でこの発明により構成された炭化シリコ
ン強化アルミニウム金属コア構体の総重量は、ア
ルミニウムT6061を用いたとき約27.7Kg、アルミ
ニウムT2024を用いたとき約25.9Kgである。
図示構体の各リングの位置と数は第1図の例示
宇宙船用のものである。各リングは補強リブと円
板40,60およびアポジモータ76の取付手段
の両作用をする。また壁面の厚さの勾配は円筒状
と円錐台状の結合構体の強度を宇宙船設備の条件
に合わつゝ構体10内の打上げ力の分布が変つて
もよい様にしている。
宇宙船用のものである。各リングは補強リブと円
板40,60およびアポジモータ76の取付手段
の両作用をする。また壁面の厚さの勾配は円筒状
と円錐台状の結合構体の強度を宇宙船設備の条件
に合わつゝ構体10内の打上げ力の分布が変つて
もよい様にしている。
第5図では部材12の下端のリング30が環状
溝82を有し、打上げ用ロケツト32がその溝8
2に対向する環状溝84を有し、その凹溝内に略
示するような切放し機構86が収納されている。
この切放し機構の詳細は公知であるからここでは
省略するが、宇宙船構体とその付属機器を打上げ
中の適当な時点で打上げ用ロケツト32から90
の方向に射出するための例えばバネ押し棒等の力
発生素子を含んでいる。
溝82を有し、打上げ用ロケツト32がその溝8
2に対向する環状溝84を有し、その凹溝内に略
示するような切放し機構86が収納されている。
この切放し機構の詳細は公知であるからここでは
省略するが、宇宙船構体とその付属機器を打上げ
中の適当な時点で打上げ用ロケツト32から90
の方向に射出するための例えばバネ押し棒等の力
発生素子を含んでいる。
略示した締結機構92は花火装置(図示せず)
等の分離機構によつて外される。構体10はその
分離機構86の及ぼす力に応じて90の方向に打
上げ用ロケツト32から分離される。従つて、リ
ング30はその射出力を受けるため円錐状部材1
2の基部を補強する追加の機能を果す。
等の分離機構によつて外される。構体10はその
分離機構86の及ぼす力に応じて90の方向に打
上げ用ロケツト32から分離される。従つて、リ
ング30はその射出力を受けるため円錐状部材1
2の基部を補強する追加の機能を果す。
この実施例では、円筒状部材12が直円筒であ
るが、請求範囲に用いた「円筒状構体」という用
語は、内径例えばリング16に接する内径がリン
グ26に接する内径より小さい若干テーパの付い
た構体で、部材12が僅かに円錐台状外形を呈す
るものも含むものとする。円筒状部材12が直円
筒か若干円錐台状であるか否かは、打上げ用ロケ
ツト32と構体10との界面に近付くにつれて厚
さを増す部材12,14の結合壁面の均一テーパ
構造ほど重要性を有しない。
るが、請求範囲に用いた「円筒状構体」という用
語は、内径例えばリング16に接する内径がリン
グ26に接する内径より小さい若干テーパの付い
た構体で、部材12が僅かに円錐台状外形を呈す
るものも含むものとする。円筒状部材12が直円
筒か若干円錐台状であるか否かは、打上げ用ロケ
ツト32と構体10との界面に近付くにつれて厚
さを増す部材12,14の結合壁面の均一テーパ
構造ほど重要性を有しない。
金属母材複合構体の壁面の厚さと材料は金属母
材複合材料の使用ほど重要性を有しない。この材
料は環状リブ構体を含む均一均質の微細構造によ
つて形成され、この構体は各種構成素子の取付け
に鋲、フランジ等の素子を使用しない。この金属
母材複合材料によつて作られた宇宙船構体は重量
が極めて小さく、強度が極めて大きく、温度変化
による歪が極めて小さく、打上げ中や軌道上で受
ける力による歪も極めて小さい。この材料で作ら
れた構体はまた通常の金属より高温に耐えること
ができるが、この様な高温状態はアポジモータの
ある種の逆噴射状態(モータからの熱転送状態)
のときや宇宙輻射状態において考えられる。
材複合材料の使用ほど重要性を有しない。この材
料は環状リブ構体を含む均一均質の微細構造によ
つて形成され、この構体は各種構成素子の取付け
に鋲、フランジ等の素子を使用しない。この金属
母材複合材料によつて作られた宇宙船構体は重量
が極めて小さく、強度が極めて大きく、温度変化
による歪が極めて小さく、打上げ中や軌道上で受
ける力による歪も極めて小さい。この材料で作ら
れた構体はまた通常の金属より高温に耐えること
ができるが、この様な高温状態はアポジモータの
ある種の逆噴射状態(モータからの熱転送状態)
のときや宇宙輻射状態において考えられる。
第1図はこの発明の一実施例の分解斜視図、第
2図は第1図の実施例に使用される宇宙船支持構
体の断面図、第3図および第4図は第2図の破線
3,4で囲んだ部分を更に詳示するその第2図の
構体の壁面の断面図、第5図は第2図の破線5で
囲んだ部分で第2図の宇宙船構体と打上げ用ロケ
ツトとの接合を示す詳細断面図である。 10……宇宙船構体、12……円筒状構体、1
4……円錐台状構体、32……打上げ用ロケツ
ト、50……長手軸。
2図は第1図の実施例に使用される宇宙船支持構
体の断面図、第3図および第4図は第2図の破線
3,4で囲んだ部分を更に詳示するその第2図の
構体の壁面の断面図、第5図は第2図の破線5で
囲んだ部分で第2図の宇宙船構体と打上げ用ロケ
ツトとの接合を示す詳細断面図である。 10……宇宙船構体、12……円筒状構体、1
4……円錐台状構体、32……打上げ用ロケツ
ト、50……長手軸。
Claims (1)
- 1 中空円筒状構体と、この中空円筒状構体の一
端から延伸し、その軸が上記中空円筒状構体の長
手軸に一致する中空円錐台状構体とを含み、上記
各構体は宇宙船のペイロードとエンジンが取付け
られるようになつていると共に、補強繊維入り金
属母材から形成された連続均質微細構造より成
り、上記微細構造が、上記中空円筒状構体の上記
中空円錐台状構体と反対の端部から上記中空円錐
台状構体の上記中空円筒状構体と反対の延伸端縁
に向つて厚さを増す壁面を有し、その壁面の厚さ
が最大の上記端縁が打上げ用ロケツトに取付けら
れるようになつている宇宙船構体。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/720,941 US4682744A (en) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | Spacecraft structure |
US720941 | 1985-04-08 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS61232997A JPS61232997A (ja) | 1986-10-17 |
JPH0526718B2 true JPH0526718B2 (ja) | 1993-04-16 |
Family
ID=24895870
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP61080948A Granted JPS61232997A (ja) | 1985-04-08 | 1986-04-07 | 宇宙船構体 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4682744A (ja) |
JP (1) | JPS61232997A (ja) |
CN (1) | CN1005831B (ja) |
CA (1) | CA1274500A (ja) |
DE (1) | DE3611599A1 (ja) |
FR (1) | FR2579954B1 (ja) |
GB (1) | GB2173467B (ja) |
Families Citing this family (39)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3609770A1 (de) * | 1986-03-22 | 1987-10-01 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Nutzlasttransport- und -betriebseinrichtung fuer raumfahrzeuge |
US5006417A (en) * | 1988-06-09 | 1991-04-09 | Advanced Composite Materials Corporation | Ternary metal matrix composite |
US5372183A (en) * | 1991-08-22 | 1994-12-13 | Strickberger; Harold P. | Thermal control arrangements for a geosynchronous spacecraft |
US5314146A (en) * | 1992-03-13 | 1994-05-24 | Spectrum Astro, Inc. | Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design |
US5337980A (en) * | 1992-09-21 | 1994-08-16 | General Electric Co. | Spacecraft-to-launch-vehicle transition |
US5344104A (en) * | 1992-09-21 | 1994-09-06 | General Electric Co. | Low cost, selectable configuration spacecraft |
ES2140499T3 (es) * | 1994-09-20 | 2000-03-01 | Fokker Space Bv | Procedimiento de fabricacion de una estructura de soporte para un vehiculo espacial y estructura de soporte. |
US5848767A (en) * | 1996-08-05 | 1998-12-15 | The Boeing Company | One piece spacecraft frame |
US6416018B2 (en) * | 1996-09-17 | 2002-07-09 | The Boeing Company | Satellite dispenser |
US5878980A (en) * | 1997-02-05 | 1999-03-09 | Hughes Electronics Corporation | Attenuation ring |
US6199801B1 (en) | 1997-12-01 | 2001-03-13 | Csa Engineering, Inc. | Whole-spacecraft passive isolation devices |
US6131857A (en) * | 1998-10-30 | 2000-10-17 | Hebert; Barry Francis | Miniature spacecraft |
ES2214917T3 (es) * | 1998-11-17 | 2004-09-16 | Saab Ab (Publ) | Mecanizacion de material compuesto de matriz metalica (mmc) por mecanizacion a alta velocidad (mav). |
US6206327B1 (en) * | 1999-03-31 | 2001-03-27 | Lockheed Martin Corporation | Modular spacecraft bus |
US6345788B1 (en) * | 1999-05-27 | 2002-02-12 | Trw Inc. | Composite structure element with built-in damping |
US6290183B1 (en) | 1999-10-19 | 2001-09-18 | Csa Engineering, Inc. | Three-axis, six degree-of-freedom, whole-spacecraft passive vibration isolation system |
JP2003291899A (ja) * | 2002-04-01 | 2003-10-15 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星構体 |
FR2959490B1 (fr) * | 2010-04-28 | 2012-07-13 | Astrium Sas | Satellite a structure simplifiee, allegee et economique, et son procede de mise en oeuvre |
CN102372092A (zh) * | 2010-08-17 | 2012-03-14 | 上海卫星工程研究所 | 一种低轨遥感卫星的构型及其安装方法 |
US8715435B2 (en) * | 2011-09-09 | 2014-05-06 | General Electric Company | Method for modifying composite articles |
EP2662289B1 (en) | 2012-05-09 | 2016-07-13 | RUAG Space AB | Load bearing interface ring for spacecraft |
US8915472B2 (en) * | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
US9180984B2 (en) | 2012-05-11 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
CN102717901B (zh) * | 2012-06-26 | 2015-08-26 | 上海卫星工程研究所 | 分离式多器组合火星探测器结构及其形成方法 |
CN102717898A (zh) * | 2012-06-26 | 2012-10-10 | 上海卫星工程研究所 | 小行星伴飞附着探测器及其构建方法 |
CN102717899B (zh) * | 2012-06-26 | 2014-10-29 | 上海卫星工程研究所 | 金星探测器 |
CA2831309C (en) * | 2012-12-04 | 2017-05-30 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
CN103482082B (zh) * | 2013-08-12 | 2016-11-23 | 上海卫星工程研究所 | 一种模块化微型卫星平台构型 |
CN104648693B (zh) * | 2014-12-23 | 2017-01-11 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 用于平台载荷一体化的卫星结构 |
US20160288931A1 (en) * | 2015-03-31 | 2016-10-06 | Worldvu Satellites Limited | Satellite frame and method of making a satellite |
RU2647404C2 (ru) * | 2016-04-11 | 2018-03-15 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ сборки космического аппарата |
CN106428650B (zh) * | 2016-11-29 | 2019-06-28 | 上海卫星工程研究所 | 一种大口径多模式系外类地行星探测器 |
CN109229422A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-01-18 | 长光卫星技术有限公司 | 一种舱板式卫星构型及其装配方法 |
CN109484673B (zh) * | 2018-12-24 | 2022-04-22 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型及其装配方法 |
CN110356592B (zh) * | 2019-06-28 | 2021-06-11 | 中国空间技术研究院 | 一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型 |
FR3104546A1 (fr) * | 2019-12-17 | 2021-06-18 | Airbus Defence And Space Sas | Procédé d’assemblage d’une pluralité d’équipements sur une structure de satellite et structure de satellite portant une pluralité d’équipements |
CN112570579B (zh) * | 2020-11-25 | 2022-07-08 | 南昌航空大学 | 精确分区域控温实现管端缩口增厚的成形装置及方法 |
US11981457B1 (en) | 2020-12-14 | 2024-05-14 | Bae Systems Space & Mission Systems Inc. | Multipurpose spacecraft structure and propulsion system |
DE102022114410A1 (de) * | 2022-06-08 | 2023-12-14 | Mt Aerospace Ag | Zentralrohr für Satelliten und Raumfahrzeuge |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5241929A (en) * | 1975-09-30 | 1977-03-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Compound chimney |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3311323A (en) * | 1965-03-31 | 1967-03-28 | Klaus L Cappel | Ballistic recoverable space bio-probe |
US3333788A (en) * | 1965-10-22 | 1967-08-01 | Hugh L Dryden | Artificial gravity spin deployment system |
FR1496990A (fr) * | 1965-10-23 | 1967-10-06 | Bolkow Gmbh | Propulseur d'une fusée à combustibles solides |
US4009851A (en) * | 1974-12-23 | 1977-03-01 | Rca Corporation | Spacecraft structure |
GB1557500A (en) * | 1976-11-29 | 1979-12-12 | Aeritalia Spa | Load carrying structures for space satellites |
US4397434A (en) * | 1980-03-03 | 1983-08-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Survivable satellite bus structural frame |
-
1985
- 1985-04-08 US US06/720,941 patent/US4682744A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-03-19 CN CN86101856.7A patent/CN1005831B/zh not_active Expired
- 1986-04-01 GB GB08607910A patent/GB2173467B/en not_active Expired
- 1986-04-07 DE DE19863611599 patent/DE3611599A1/de active Granted
- 1986-04-07 CA CA000505990A patent/CA1274500A/en not_active Expired - Fee Related
- 1986-04-07 JP JP61080948A patent/JPS61232997A/ja active Granted
- 1986-04-08 FR FR868605007A patent/FR2579954B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5241929A (en) * | 1975-09-30 | 1977-03-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Compound chimney |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB8607910D0 (en) | 1986-05-08 |
GB2173467A (en) | 1986-10-15 |
DE3611599C2 (ja) | 1992-09-24 |
JPS61232997A (ja) | 1986-10-17 |
GB2173467B (en) | 1988-04-27 |
US4682744A (en) | 1987-07-28 |
FR2579954B1 (ja) | 1990-02-02 |
DE3611599A1 (de) | 1986-11-13 |
FR2579954A1 (ja) | 1986-10-10 |
CN1005831B (zh) | 1989-11-22 |
CA1274500A (en) | 1990-09-25 |
CN86101856A (zh) | 1987-02-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH0526718B2 (ja) | ||
JP2538351B2 (ja) | 熱保護システム | |
US8973873B2 (en) | Spacecraft propellant tank mount | |
EP1055600B1 (en) | Composite structure element with built-in damping | |
Narayana Murty et al. | Materials for Indian Space Program: An Overview | |
US6547182B2 (en) | Solid rocket motor bolted thrust takeout structure | |
CN101583487A (zh) | 混合式复合金属的飞行器起落架与发动机支撑梁 | |
US10562650B2 (en) | Corrugated payload adaptor structure | |
US4756248A (en) | Low mass grain support system for solid propellant rocket motors | |
US20220170499A1 (en) | Structural fuse | |
CN114852373A (zh) | 将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器通用的桁架结构 | |
US3161132A (en) | Epoxy resin structural filler materials | |
Lee et al. | Development of metal matrix composites for NASA's advanced propulsion systems | |
Kiran Kumar | Lightweighting—Systematic Approach in Aerospace Industry | |
Young et al. | Application of composite materials for fabrication of spacecraft communication antennas | |
Cuda | Space frame | |
van Zanten et al. | COMPOSITE SOUNDING ROCKET PAYLOADS: A STRUCTURAL DESIGN STUDY | |
Cockfield | Comparison of load bearing and non-load bearing radiators for nuclear Rankine systems | |
Kutner | Metal-matrix composites for propeller blade applications | |
Carrera et al. | Manufacturing and economic constraints on the structural design of a reduced-sized technological demonstrator | |
HAUSER, III et al. | Optimization of Boeing IUS ASE design using sensitivity analysis | |
SCHNEITER et al. | Development of a mass optimized European communications satellite structure | |
Alfutov | Stability of metal composite shells under thermal and mechanical loading | |
Christensen et al. | Development and fabrication of a graphite/epoxy motor case for air launch missile applications | |
JONES, JR et al. | Support of the Boeing IUS in the Orbiter payload |